Отличающиеся расположением или формой жаровых труб или камер сгорания (F23R3/42)
F23 Способы и устройства для сжигания топлива(12992)
F23R Получение продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости, например камеры сгорания газовых турбин (химические реакции при производстве газа C06D5; газотурбинные двигательные установки, характеризующиеся устройством камеры сгорания в установке F02C3/14; устройство дожигательных камер в реактивных двигательных установках F02K3/10; камеры сгорания ракетных двигательных установок F02K9; использование таких продуктов по определенному назначению, см. соответствующие подклассы)
(775)
F23R3/42 Отличающиеся расположением или формой жаровых труб или камер сгорания(22)
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способу изготовления жаровой трубы (ЖТ) камеры сгорания, и может быть использовано при изготовлении охлаждаемых жаровых труб камер сгорания с туннельным охлаждением, преимущественно для малоразмерных газотурбинных двигателей.
Изобретение относится к области энергетики. Энергоэффективное микрофакельное горелочное устройство содержит камеру сгорания, состоящую из диффузорного, конфузорного и цилиндрического участков, закручивающее устройство, охлаждающий канал, кожух, воспламенитель.
Группа изобретений относится к непористым ауксетическим структурам, состоящим из одного или нескольких непористых ауксетических слоев, и системам, содержащим такие структуры, предназначенным для применений, включающих камеру сгорания газовой турбины, элемента теплообменника или котла.
Жаровая труба газовой турбины гтд-110м // 2701025
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении и ремонте жаровых труб, работающих в условиях воздействия газообразивной эрозии. Жаровая труба газовой турбины ГТД-110М с нанесенным на внутреннюю поверхность жаровой трубы методом плазменного напыления жаростойкого подслоя толщиной 150-200 мкм и затем керамического термобарьерного слоя.
Камера сгорания и ракетный двигатель // 2698562
Изобретение относится к камерам сгорания ракетных двигателей. Камера сгорания и ракетный двигатель содержат устройство (11) впрыска, которое впрыскивает окисляющий агент и горючее из поверхности (23) впрыска, жаровую трубу (12), в которой образуется газообразный продукт сгорания путем сжигания окисляющего агента и горючего, впрыскиваемых из устройства (11) впрыска, резонатор (31), соединенный с возможностью сообщения с жаровой трубой (12) через канал (35) связи, и перфорированную пластину (41), выполненную в канале (35) связи.
Камера сгорания газотурбинного двигателя // 2677018
Камера (10) сгорания газотурбинного двигателя (1) содержит внутреннюю стенку (22), наружную стенку (25) и пространство (28) между внутренней стенкой (22) и наружной стенкой (25), множество демпфирующих полостей (30) для демпфирования термоакустических вибраций в газообразных продуктах сгорания, по меньшей мере один канал (50) охлаждения для охлаждающей среды, движущейся снаружи внутреннего объема (V) в тепловом контакте с внутренней стенкой (22).
Камера сгорания газовой турбины // 2676496
Камера сгорания газовой турбины включает в себя кромку завихрителя, располагающуюся на внешней границе пластины с отверстиями для воздуха с выступанием в сторону полости сгорания, и пружинное уплотнение, установленное на участке сопряжения вкладыша камеры сгорания с пластиной с отверстиями для воздуха и кромкой завихрителя.
Изобретение относится к горелочному устройству для использования в индивидуальной камере сгорания или в трубчатой камере сгорания. Горелочное устройство содержит горелку с центральным корпусом, расположенную выше по потоку от области горения, кольцевой канал с площадью поперечного сечения, промежуточные лопасти, которые расположены в периферийном направлении и в продольном направлении центрального корпуса.
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к камерам сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из композиционных материалов состоит из наружной силовой и внутренней стенки, оформляющей газовый канал, оболочек для конструктивных форм камер, приближенных к телам вращения, или комплекта наружных и внутренних стенок, оформляющих наружный облик камеры и внутренний газовый канал, при других, например, призматических конструктивных формах камер.
Камера сгорания безгенераторного жрд // 2638420
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим по безгенераторной схеме. Камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, при этом камера сгорания выполнена кольцевой формы, параллельно блоку камеры жестко соединена наружным выпуклым и внутренним изогнутым корпусами поворотного устройства с блоком камеры и сверхзвуковым соплом, и тракт охлаждения кольцевой камеры сгорания соединяется трактом охлаждения в изогнутом внутреннем корпусе поворотного устройства с трактом охлаждения блока камеры со сверхзвуковым соплом, а трактом охлаждения в наружном выпуклом днище и магистралью тракт охлаждения кольцевой камеры соединяется с магистралью на выходе из сверхзвукового сопла.
Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит фронтовое устройство.
Изобретение относится к энергетике. Последовательное сжигающее устройство (104), содержащее первую горелку (112), первую камеру (101) сгорания, смеситель для примешивания разбавляющего газа к горячим газам, выходящим из первой камеры (101) сгорания при работе, вторую горелку (113) и вторую камеру (102) сгорания, расположенную последовательно в соединении по потоку текучей среды.
Способ смешивания разбавляющего воздуха в системе последовательного сгорания газовой турбины // 2562132
Изобретение относится к энергетике. Способ смешивания разбавляющего воздуха с горячим основным потоком в системе последовательного сгорания газовой турбины, при этом газовая турбина содержит компрессор, первую камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с компрессором.
Жаровая труба камеры сгорания содержит кольцевую внутреннюю жаровую трубу, кольцевую наружную жаровую трубу, по меньшей мере, один резонатор, горловину и уплотнительное кольцо. Кольцевая наружная жаровая труба имеет множество расположенных на ней отверстий для воздуха и расположена по окружности вокруг внутренней жаровой трубы с образованием кольцевого охлаждающего пространства между внутренней жаровой трубой и наружной жаровой трубой.
Изобретение относится к энергетике. Корпус камеры сгорания газовой турбины, содержащий жаровую трубу и обсадную трубу, которая охватывает жаровую трубу и которая в своей стенке имеет множество сквозных отверстий, через которые натекающий снаружи на обсадную трубу воздух может проникать радиально в образованное между обсадной трубой и жаровой трубой промежуточное пространство.
Изобретение относится к способам и устройствам, которые вызывают движение текучей среды. Устройство, выполненное с возможностью приводить в движение газ, содержащее: по меньшей мере, первый слой и второй слой, скомпонованные в стопку, и средство для нагрева и/или охлаждения первого и второго слоев для образования горячего слоя и холодного слоя, в котором холодный слой имеет более низкую температуру, чем горячий слой; и по меньшей мере, одно сквозное отверстие в стопке, в котором: поверхность каждого горячего слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и поверхность каждого холодного слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и в котором: общая длина сквозного отверстия составляет до 10-ти средних длин свободного пробега газа, в которое погружено устройство, и/или не больше, чем 1500 нм.
Изобретение относится к области энергетического, транспортного, химического машиностроения и может быть использовано в газотурбинных установках (ГТУ). .
Изобретение относится к способам и устройствам для воспламенения топлива и может быть использовано для зажигания скоростных потоков горючих смесей в различных технологических устройствах и энергетических установках, в частности в импульсно-детонационных двигателях летательных аппаратов.
Способ изготовления камеры сгорания // 2426032
Способ сжигания топлива // 2277204
Изобретение относится к области сжигания топлива и может найти применение в воздушно-реактивных двигателях, газотурбинных, топочных и теплоэнергетических установках, в установках по переработке и утилизации бытовых и промышленных отходов.
Камера сгорания газотурбинного двигателя // 2260748
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения и позволяет повысить надежность и технологичность конструкции. .
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при изготовлении охлаждаемых жаровых труб различных топочных устройств. .
Камера сгорания газотурбинного двигателя // 2247282
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. .
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей для авиации и наземных энергоустановок. .
Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для воспламенения и поддержания горения в камерах сгорания различных энергетических систем газотурбинных установок (ГТУ), газотурбинных двигателей (ГТД), печах, котлах и др.
Камера сгорания турбомашины // 2176052
Изобретение относится к камерам сгорания турбомашин, преимущественно наземных энергоустановок, работающих на природном газе с низкой токсичностью выхлопных газов. .
Изобретение относится к машиностроению, в частности к сжиганию углеводородных топлив и устройствам для осуществления этих процессов. .
Камера сгорания газотурбинной установки // 2162988
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных установок, работающих преимущественно на сжатом природном газе с низкой токсичностью выхлопных газов, в основном NOx и CO. .
Камера сгорания // 2039323
Камера сгорания // 2018058
Изобретение относится к турбомашиностроению, в частности к авиадвигателестроению. .
Камера сгорания // 1016633
